200Nm s单框架控制力矩陀螺的热平衡试验

虎 刚，徐映霞，吴金涛

（北京控制工程研究所，北京l00080）

200Nm s单框架控制力矩陀螺的热平衡试验

虎 刚，徐映霞，吴金涛

（北京控制工程研究所，北京l00080）

控制力矩陀螺是一种用于大型航天器的大功率惯性执行机构，其热特性不仅是影响其自身工作性能的基本因素，也是整星热控设计需要考虑的重要因素。介绍了一种200Nms单框架控制力矩陀螺的热平衡试验及其试验结果。试验样机被设置了l6l个内、外测温点。在多种热真空条件下，样机运行至热稳定状态后，l6l个测温点的温度测量数据以及样机的工作性能数据被记录下来。由试验结果获得了样机运行在不同环境温度条件下的自身温度分布情况，测试数据表明样机性能未随环境温度条件的改变而表现出明显的变化。

单框架控制力矩陀螺；热平衡试验；温度分布；热耗

1 前 言

单框架控制力矩陀螺（Single-Gimbal Control Momentum Gyro，以下简称CMG）是大型长寿命航天器姿态控制系统的常用设备。为了获得更高的效能，其转子系统需要选择较高的工作转速以获得尽可能大的角动量。提高转子工作转速将带来诸多方面的技术问题，如结构件的强度问题、轴承的疲劳问题及其润滑寿命问题、结构的振动及动力学问题、电机及其驱动控制问题和陀螺力矩的影响问题等等。对于这些问题来说，热特性是一个基础性的问题，亦即上述多方面问题的解决，都是以某种符合真实情况的、确定的温度状态为前提的。

对于CMG这种大功率且结构复杂的部件来说，热问题尤为突出。“大功率”的特点使得设备自身温度与环境温度两者之间的关系呈现了更为突出且更为复杂的“互动”特性。功能强大的热分析软件工具有助于描述这种特性，但无疑专门的试验研究方法总是具有无可替代的作用，CMG这种复杂设备更是如此。需要指出，对于CMG来说，热耗的主要贡献者——转子系统具有恒定的工作转速，这就意味着上述的“互动”关系存在着达到一种热平衡状态的可能，从而得以实现对这种平衡状态下设备温度特性的确定描述。为此，对在研的200Nms CMG安排了专门的热平衡试验，本文将对该项试验的有关情况加以介绍，并对有关试验结果做出相关的分析。

2 200Nm s CMG的热设计简介

200Nms CMG采用了较为常见的结构配置方案[l，2]，实物如图l所示。其结构基本上由转子-框架组件、框架支承-驱动组件、框架支承-导电环组件以及整机机座4部分构成。其中，转子-框架组件由旋转质量、高速电机、高速轴承及其润滑系统以及框架结构件等组成，是CMG中最为复杂、技术要求也是最高的核心组件。

图l 200Nms CMG样机实物及其参试状态

CMG内部的热源主要是转子-框架组件中高速轴承的摩擦损耗和高速电机的绕组铜损（合计30～40W）。此外，框架支承-驱动系统也产生少量的热耗，包括框架电机（约lW）和减速系统（约0.25W）。

在200Nms CMG的设计中，除采用耐高温材料、表面散热处理以及增大散热面积等一些常规热设计方法之外，对高速轴承系统进行了专门的设计以克服温度条件变化对高速轴承系统预载的影响，以期实现高速转子系统性能尽可能不随环境温度改变而变化的目标。

图2是200Nms CMG的热流简图，标出了相应的主要内部热源及主要散热途径。其中，作为热源，高速轴承的热耗由轴承运动副的摩擦损耗产生，而运动副的流体润滑膜除了对降低摩擦损耗具有至关重要的作用之外，其本身的存在也具有扩大运动副接触面积的作用，因而是轴承内部重要的热传导介质。

图2 单框架控制力矩陀螺热流简图

3 热平衡试验

对于200Nms CMG这种大功率部件，本项热平衡试验的基本目的是：在覆盖所规定的CMG工作温度范围的、按试验方案而选定的若干种环境温度条件及真空条件下，测定CMG的运行性能参数及其自身的温度分布，以获得CMG在规定的工作温度范围内性能是否正常的结论，并获得其在工作情况下自身温度分布的基本特征。

为此，下面给出试验方案的设计要点。

3.1 试验温控条件

试验条件以200Nms CMG相关型号的安装条件及环境试验条件为主要依据。规定的CMG工作温度条件为-5～+45℃，环境压力低于l.3×l0-3Pa。为此选择了-l0℃、+l0℃、+20℃、+30℃、+40℃、+45℃、+50℃共七种温度条件以及低于l.3×l0-3Pa的真空环境作为试验的基本工况。

试验的控温点设在本项试验的专用试验台架上，台架上的六个不同部位分别设置了控温点，并被要求控制在同一个温度值上。

3.2 温度测量点分布

测定CMG工作条件下的内部温度分布是本项试验的主要目的之一。为此，试验方案设置了l6l个测温点，其中的l3个被设置在转子-框架组件的内腔里，其余l48个分布在转子-框架组件外表面、框架支承组件、整机机座以及整机安装基座（试验台架）等不同部位，参见图l。因技术实现性的限制，高速轴系的旋转部分未能设置测温点，相关的仿真分析将是目前可行的认识这部分温度特性的替代方法。

3.3 样机工作模式

试验方案中安排了在上述7种温度条件下的CMG样机性能测试。性能测试采取了将框架轴锁定（亦即框架轴在试验过程中不旋转）的简化工作模式。这种简化模式免去了将转子-框架组件上的内、外测温点引线经由导电环引出的技术实现问题，使得试验的技术难度大大降低。同时需要指出，这种简化模式对于以热特性为对象的试验目的来说也是可接受的，因为框架轴工作时的热耗仅有lW多，比起30～40W的转子-框架系统热耗来说，将其忽略并不妨碍得出有说服力的试验结果。

为达到稳定的热平衡状态，在每一种试验温度工况下，温度稳定后使样机运行至少4小时以上才开始测量有关数据，包括l6l个测温点的温度值以及高速转子系统的电机运行工作电流。温度稳定以各点温度连续4小时内的单调变化率小于0.l℃/h，或温度波动变化量小于0.5℃为判据。

4 试验结果分析

在从l6l个测温点获得的温度测量数据中，图3所示的8个位置具有表征意义，其中，

Pl是高速轴系中紧靠高速轴承的位置；

P2是转子-框架组件内腔里高速轴系周围的边缘位置；

P3是转子-框架组件外表面上靠近高速轴系的位置；

P4是转子-框架组件外表面上远离高速轴系及框架轴的位置；

P5是转子-框架组件外表面上靠近框架轴的位置；

P6是框架轴本体在整机外侧的某一位置；

P7是框架轴轴承座套上的某一位置；

P8是样机在试验台架安装支脚处的位置。

这8个位置在不同温度条件下的温度测量结果汇总示于图4中，由这些测量数据可以得出以下分析结论。

图3 200Nms CMG热平衡试验主要测温点位置示意图

图4 不同温度环境条件下的各测温点温度实测值

在各种试验温度条件下，高速轴承的最高温度情况出现在+50℃试验条件下，达到62.l℃，这个温度对于高速轴承来说是可接受的；

从高速轴承到其周围边缘部位之间的温度梯度ΔTP2-Pl并不大（各种温度条件下，从-l.l℃到-l.7℃不等），这反映出高速轴承周围的热阻较小，散热通道有效。

在不同温度条件下，框架本体外表面的几个位置之间的温差，ΔTP5-P3和ΔTP4-P3从-l.0℃到-2.l℃不等，而相应条件下的ΔTP5-P4则分布在-0.4℃到0.0℃之间，表明框架本体的温度除在靠近高速轴系附近局部略高一些之外，整体上具有较好的温度均匀性。均匀的温度分布将意味着框架本体不至于因转子系统温升而导致明显的整体结构热变形。

框架支承系统部位的测量结果显示出了较大的温度梯度。各种温度条件下，框架轴承座套与框架轴之间的温差ΔTP7-P6在-6.3℃到-l5.l℃之间。因此，框架轴承成为整个样机中热阻最大的部分。对于框架轴承这种低速运动副来说，这种温度梯度是可以接受的，类似的低速机构的一项专门试验验证了其在远高于l5℃的内外温度梯度情况下仍能正常工作的能力。

各种温度条件下，框架轴承座套与整机安装支脚之间的温差ΔTP8-P7也不大（在-l.0℃到-2.2℃之间），显示出整机与试验台架之间存在较小的热阻，从而表明整机对外机械接口的散热功能是适当的。

高速电机工作电流的有关测试结果如表l所示。

表1 不同温度条件下的高速电机工作电流

测试结果显示出，高速转子组件的功耗在-l0℃～+50℃的温度变化范围内有最大4.5W的变化量，在+l0℃～+50℃的范围内有最大2.3W的变化量，而同一温度条件下长时间运行的功耗变化量最大为0.9W。这表明，在从-l0℃～+50℃的热真空环境条件下，高速转子系统的功耗均满足规定的功耗要求（＜50W），且在不同温度下的工作电流指标具有较好的一致性。

-l0℃低温条件下功耗稍高的结果反映了一种对活动部件来说较为普遍的现象。其原因较为复杂，涉及轴系零件机械特性、润滑介质粘滞特性、零件接触特性及热阻等多方面性能的低温特征。就本项试验的测试结果来看，这一现象与整机温度分布的特点（参见图4）之间表现出了一定的相关性。

5 结 论

本文以一种200Nms单框架控制力矩陀螺样机的专项热平衡试验为对象，通过对其热流状态的分析，提取了试验结果中8个典型测温点在7种温度条件下的温度测试数据进行对比分析。分析结果表明，在覆盖其规定工作温度范围的多种环境温度条件下，该样机因工作状态下高速转子系统运转所导致的温升均是可接受的，其中，高速轴系至框架结构、框架结构本体以及整机机壳至试验台架等部分所形成的温度梯度都很小，表明这些部分较好地实现了散热通道的功能，且框架结构主体较好的温度均匀性也意味着框架本体不至于因转子系统温升而导致明显的整体结构热变形。框架轴系本身是整个样机中热阻较大的部分，但这对于框架轴承这种低速运动副来说是可以接受的。此外，高速转子系统在各种温度条件下的稳态工作性能测试数据也表明其支承系统的性能具有良好的温度适应性。

[l]Yarber GW，Cbang K T，Kukel J.Control momentum gyro optimization study[R].NASA Contractor Report，NASA CR-400，N66-l946l，March l966

[2]Fikes E H.Controlmomentum gyro for skylab[R].TM X-64583，March l9，l97l

Therm a1Ba1ance Test on a 200Nm s Sing1e-Gim ba1CMG

HU Gang，XU Yingxia，WU Jintao
（Beijing Institute of Control Engineering，Beijing 100080，China）

The single-gimbal control momentum gyro（SGCMG）is an ample power inertial actuator used for large structure spacecrafts.The thermal characteristic of SGCMG is not only the foundational influencing factor to its performance，but also an important issue to be considered in the thermal control design of the spacecraft.In this paper，a thermal balance test and the related measurement results for a 200Nms single-gimbal control momentum gyro have been introduced.l6l thermometers are laid at different position on the inner and outer surface of the tested device.Under several different thermal vacuum conditions，the device has been controlled to run for enough time to reach the thermal-balance state.The measured temperature data of the l6l thermometers and the performance data of the device have been recorded.The measurement results reveal the temperature distributions of the device operated under different conditions，and show no evident dependence of the performance of the device on the environmental temperature condition.

single-gimbal control momentum gyro；thermal balance test；temperature distribution；heat dissipation

V24l.5+5l

A

l674-l579（2008）0l-0025-04

2007-l2-08

虎刚（l965-），男，新疆人，研究员，研究方向为航天器控制执行机构技术（e-mial：hugang@bice.org.cn）。